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Die
Erfindung betrifft ein Flugzeug, an dessen aerodynamischen Flügeln jeweils
zumindest zwei in Spannweitenrichtung voneinander beabstandete Antriebsmotoren
mit jeweils einer Propeller-Drehachse angeordnet sind.
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Aus
dem allgemeinen Stand der Technik sind Transport-Flugzeuge mit insgesamt
zumindest zwei Propeller-Antrieben an jedem Flügel bekannt, bei denen gemäß 2 die
Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 derart
eingerichtet sind, dass zur Erzeugung des Vortriebs des Flugzeugs 1 deren
Propeller-Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a in
derselben Drehrichtung drehen. In der Darstellung der 2 geben
die Pfeile die Umdrehungsrichtung der Propeller-Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a zur
Vortrieb-Erzeugung
des Flugzeugs 1 schematisch an. Die für den Vortrieb vorgesehenen
Drehrichtungen der Propeller-Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a sind
aerodynamisch und steuerungstechnisch nicht optimal, da die Propeller
bei diesen Drehrichtungen in Bezug auf die Längsachse des Rumpfes 3 asymmetrische
aerodynamische Effekte erzeugen, die durch entsprechende Stellbewegungen
der Klappen kompensiert und diese Stellbewegungen zusätzlich zu
den für
die Steuerung erforderlichen Stellbewegungen aufgebracht werden
müssen.
Dennoch werden üblicherweise
die Propeller-Antriebe mit den in der 2 dargestellten
Vortriebs-Drehrichtungen realisiert, da sämtliche Antriebe am Flügel 5a, 5b mit
denselben Komponenten und Subsystemen wie z. B. demselben Motor,
demselben Getriebe und denselben Propellern realisiert werden können und
somit sich durch diese Lösung große logistische
und somit Kosten-Vorteile ergeben. Aufgrund dieser logistischen
Vorteile können
die Herstellungskosten für
die Antriebe insgesamt sowie die Wartung und Ersatzteilhaltung von
Komponenten und Subsystemen reduziert werden.
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Die
Festlegung der Drehrichtungen der Propeller für ein Propeller-getriebenes
Flugzeug 1 kann weiterhin nach der Auslegung für den Reiseflug
erfolgen, während
auf die vorgenannten logistischen Vorteile verzichtet wird. Danach
kommen generell noch die zwei in den 3 und 4 dargestellten
Propeller-Drehrichtungen für
den Vortrieb des Flugzeugs 1 in Betracht. In erster Linie
ist dabei die in der 3 dargestellte in Bezug auf
die Rumpf-Längsrichtung symmetrische
Anordnung der Propeller-Drehrichtungen
vorgesehen, da diese Konfiguration hinsichtlich der aerodynamischen
Auslegung für
den Reiseflug günstig
und wegen der symmetrischen Anordnung der Propeller-Drehrichtungen
auch steuerungstechnisch günstig
ist, da die Klappenbewegungen keine zusätzlichen Ausgleichsbewegungen
zur Kompensation von asymmetrisch auftretenden aerodynamischen Effekten
durchgeführt
werden müssen.
Da das Flugzeug mit diesen Propellerantriebs-Drehrichtungen aerodynamisch
wie steuerungstechnisch günstig ist,
wird im Stand der Technik diese Anordnung alternativ zu der Anordnung
der Propeller-Drehrichtungen gemäß 2 verwendet,
wenn die Kostenreduktion mittels Kommunalität der Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 nicht
besonderes Gewicht erhalten muss.
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Theoretisch
kann auch die Anordnung der Propeller-Drehrichtungen gemäß 4 in
Betracht gezogen werden. Bei dieser Anordnung ist die Kommunalität der Bauweisen
der vier Propeller-Antriebe ebenfalls nicht gegeben. Weiterhin ist
bei einer derartigen Anordnung der Propeller-Drehrichtungen die aerodynamische
Auslegung hinsichtlich des Reiseflugs ungünstiger als die Anordnung nach
der 3, jedoch ergeben sich bei dieser Anordnung günstigere
Langsamflug-Eigenschaften für
das Flugzeug 1 als bei der Anordnung nach der 3.
Weiterhin diese Anordnung der Propeller-Drehrichtungen wegen der symmetrischen
Anordnung der Propeller-Drehrichtungen steuerungstechnisch vorteilhaft.
Ein weiterer Vorteil der Anordnung der Propeller-Drehrichtungen nach der 4 gegenüber der
Anordnung der 3 ist, dass der Lärmeintrag
in den Rumpfinnenraum gering ist, da bei einer Aufwärtsbewegung der
Propeller-Endteile von den Propellern der innen, d. h. neben dem
Rumpf liegenden Propeller-Antriebe 12, 13 im Bereich
zwischen diesen Propeller-Antrieben 12, 13 und
dem Rumpf 3 weniger Wirbel vom Propeller abgehen als wenn
die Anordnung der Propeller-Drehrichtungen, wie z. B. in der 2 gezeigt, derart
ist, dass die Propeller-Endstücke der
innen liegenden Propeller-Antriebe 12, 13 im Bereich
zwischen diesen und dem Rumpf 3 nach unten bewegt werden.
Diese Vorteile können
in besonderen Einzelfällen
derart gewichtet werden, dass die Konfiguration der 4 den
anderen Konfigurationen vorgezogen wird, die eine Kommunalität der Antriebe
bieten.
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Aufgabe
der Erfindung ist, alternative Flugzeug-Konfigurationen zu finden,
wodurch ein optimales Gesamtflugzeug realisiert werden kann.
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Diese
Aufgabe wird mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Weitere
Ausführungsformen
sind in den auf diesen rückbezogenen
Unteransprüchen
angegeben.
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Das
erfindungsgemäß vorgesehene
Flugzeug weist an beiden Flügeln
zumindest zwei in Spannweitenrichtung voneinander beabstandete Propeller-Antriebe
mit jeweils einer Propeller-Drehachse auf, wobei die Steuervorrichtung
derart gestaltet ist, dass diese die Propeller-Antriebe zur Vortriebs-Erzeugung
derart betätigt,
dass der äußere Abschnitt
eines auf der jeweiligen Propeller-Drehachse angebrachten Propellers
auf der dem Rumpf zugewandten Seite von oben nach unten bewegt wird.
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In
einer weiteren Ausführungsform
der Erfindung weist jeder Propeller-Antrieb einen einzigen Propellerkreis
auf ein und derselben Propeller-Drehachse auf.
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Nach
einem weiteren Ausführungsbeispiel kann
vorgesehen sein, dass mindestens 30% der Flügelspannweite von den Propellerkreisen überdeckt
werden.
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Erfindungsgemäß kann vorgesehen
sein, dass die Flügel
des Flugzeugs einen Pfeilwinkel zwischen +10 Grad und +40 Grad bilden.
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Alternativ
oder zusätzlich
kann nach der Erfindung vorgesehen sein, dass mindestens 50% der Flügelspannweite
von den Propellerkreisen überdeckt
werden.
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Nach
einem weiteren Ausführungsbeispiel kann
das Flugzeug derart gestaltet sein, dass die Propellerkreise an
derjenigen Stelle, an der diese der Flügelvorderkante am nächsten kommen,
einen lokalen Abstand von mindestens 5% der lokalen, d. h. an dieser
Stelle auftretenden Flügeltiefe
zur Flügelvorderkante
haben.
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Nach
einem weiteren Ausführungsbeispiel kann
das Flugzeug derart gestaltet sein, dass der Abstand oder Versatz
der Propellerdrehachse an der Propeller-Nabe oder der Versatz der
Propellerdrehachse an der Stelle, an der diese die von den Propellerkreisen
definierte Ebene schneiden, zur Tragflügel-Vorderkante in der Vertikalebene
des Flugzeugs gesehen nach oben oder unten maximal 30% des Propellerdurchmessers
beträgt.
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Die
Beschreibung der Erfindung erfolgt an Hand der folgenden Figuren:
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1,
die schematisch ein Flugzeug mit der Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach
der Erfindung zeigt;
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2,
die schematisch ein Flugzeug mit einer aus dem allgemeinen Stand
der Technik bekannten Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen
zeigt;
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3,
die schematisch ein Flugzeug mit einer aus dem allgemeinen Stand
der Technik bekannten Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen;
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4,
die schematisch ein Flugzeug mit einer weiteren möglichen
Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen zeigt.
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In
diesen Figuren ist die jeweils vorgesehene Drehrichtung der Propeller
mittels Pfeilen dargestellt. Die Figuren sind Komponenten oder Teile
des dargestellten Flugzeugs gleicher oder ähnlicher Funktion mit denselben
Bezugszeichen versehen.
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Die 1 zeigt
ein Flugzeug 1 mit einem Rumpf 3 und zwei aerodynamischen
Flügeln 5a, 5b, an
denen jeweils zumindest zwei in Spannweitenrichtung voneinander
beabstandete Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 mit
jeweils einer Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a angeordnet
sind. Auf den Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a ist
jeweils ein nicht dargestellter Propeller angebracht. Die Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 werden
von einer Steuervorrichtung zum Ansteuern der Propeller-Antriebsmotoren
angesteuert.
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Die
Steuervorrichtung und die Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 sind
derart gestaltet, dass bei einer Betriebsart der Steuervorrichtung
zur Erzeugung von Vortrieb die Propeller-Antriebsmotoren derart
betätigt
werden, dass der äußere Abschnitt
eines auf der jeweiligen Propeller-Drehachse jeweils angebrachten
Propellers auf der dem Rumpf zugewandten Seite von oben nach unten
bewegt wird (1). Die Betriebsart der Steuervorrichtung
zur Erzeugung von Vortrieb ist die Betriebsart, in der das Flugzeug
in der Luft angetrieben wird.
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Erfindungsgemäß ist also
ein Flugzeug 1 mit einem Rumpf 3 und zwei aerodynamischen
Flügeln vorgesehen,
an denen jeweils zumindest zwei in Spannweitenrichtung voneinander
beabstandete Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 mit
jeweils einer Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a angeordnet sind,
wobei das Flugzeug 1 eine Steuervorrichtung zum Ansteuern
der Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 aufweist.
Bei einer Betriebsart der Steuervorrichtung zur Vortriebs-Erzeugung
werden die Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 derart
betätigt,
dass der äußere Abschnitt
eines auf der jeweiligen Propeller-Drehachse jeweils angebrachten
Propellers auf der dem Rumpf 3 zugewandten Seite von oben
nach unten bewegt wird.
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Das
kann insbesondere ein Starrflügler
sein. Insbesondere kann das erfindungsgemäße Flugzeug als Hochdecker
gestaltet sein.
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Weiterhin
kann nach der Erfindung vorgesehen sein, dass die Steuervorrichtung
und die Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 derart
eingerichtet sind, dass jede Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a zusätzlich in
eine Drehrichtung bewegt werden kann, bei der ein auf der jeweiligen
Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a angebrachter
Propeller auf der dem Rumpf 3 zugewandten Seite von unten
nach oben bewegt wird.
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Bei
diesen Ausführungsformen
kann erfindungsgemäß alternativ
oder zusätzlich
vorgesehen sein, dass die Steuervorrichtung und die Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 derart
eingerichtet sind, dass zwei jeweils in Bezug auf die Rumpf-Längsachse
symmetrisch zueinander gelegenen Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 in
eine Drehrichtung bewegt werden können, bei der ein auf der jeweiligen
Propeller-Drehachse
jeweils angebrachter Propeller auf der dem Rumpf 3 zugewandten
Seite von unten nach oben bewegt wird, während weitere Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 derart
betätigt
werden, dass der äußere Abschnitt
eines auf der jeweiligen Propeller-Drehachse jeweils angebrachten Propellers
auf der dem Rumpf 3 zugewandten Seite von oben nach unten
bewegt wird.
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Die
Anordnung der Propeller-Drehrichtungen nach der 1 ist
hinsichtlich der Reiseflug-Auslegung des Flugzeugs 1 ungünstig, da
diese Konfiguration einen größeren Strömungswiderstand
erzeugt, der sich aufgrund einer Überlagerung der Nachlaufsströmungen der
Propeller der innen liegenden Propeller-Antriebe 12, 13 und
der Flügel 5a, 5b ergibt. Weiterhin
bieten die Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 bei
einer Anordnung der Propeller-Drehrichtungen nach der 1 auch
keine Kommunalitäts-Vorteile. Auch ist
diese Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen ungünstig hinsichtlich
des Lärmeintrags
auf den Flugzeugrumpf, wonach eine Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen
nach der 2 oder 4 vorteilhaft
wäre.
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Aus
diesem Grund ist die erfindungsgemäße Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen aus
dem Stand der Technik nicht bekannt.
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Bei
der Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach der 1 wird
entgegen der Erwartungen erreicht, dass eine Ablösung der Strömung am Flügel im Nachlauf
des Propellers des innen liegenden Propeller-Antriebs 12, 13 aufgrund
von Interferenzen zwischen diesem Propeller und dem Tragflügel erst
bei größeren Anstellwinkeln
als bei der Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach der 3.
Dadurch kann ein größerer Maximalauftrieb für das Flugzeug 1 erreicht
werden. Erfindungsgemäß ist wegen
dieses besonderen Vorteils die Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen
nach der 1 vorgesehen, dass mit dieser
Konfiguration für das
Flugzeug 1 ein einfacheres Hochauftriebssystem und auch
ein kleinerer Flügel 5a, 5b zur
Erfüllung
eines entsprechenden Leistungsspektrums vorgesehen werden kann.
Dadurch können
die Flügel
mit dem zugehörigen
Hochauftriebssystem kostengünstiger
realisiert werden. Weiterhin kann der Flügel mit dem zugehörigen Hochauftriebssystem
mit geringerem Gewicht realisiert werden, so dass das Flugzeug 1 auch
hinsichtlich seiner Flugleistungen günstiger realisiert werden kann.
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Die
Konfiguration der Propeller-Drehrichtungen nach der 1 können erfindungsgemäß für Hochdecker-
wie auch für
mittel oder Tiefdecker-Flugzeuge und dabei insbesondere für Transport-Flugzeuge
vorgesehen sein.
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Zwar
treten die genannten Nachteile bei der Anordnung der Propeller-Drehrichtungen
nach der 1 auf. Jedoch werden diese Nachteile
durch entsprechende Gestaltung der Flügel und des Hochauftriebssystems,
also durch unerwartete Vorteile der Gesamt-Flugzeug-Konfiguration kompensiert.
Die speziellen Vorteile der erfindungsgemäß vorgesehenen Konfiguration
der Propeller-Drehrichtungen nach der 1 werden
insbesondere bei folgenden Bestimmungsgrößen des Flugzeugs 1 erreicht:
Die
Propellertriebwerke sind mit einem einzigen Propellerkreis auf der
Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a realisiert,
d. h. es gibt keine Mehrfachanordnung von Propellerkreisen auf einer
der Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a hintereinander (”contra-rotating
props”).
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Der
Tragflügel 5a, 5b kann
grundsätzlich
einen Pfeilwinkel im Bereich von –40° bis +40° aufweisen. Jedoch ist die erfindungsgemäße Konfiguration der
Propeller-Drehrichtungen
nach der 1 besonders vorteilhaft bei
einem Pfeilwinkel des Flügels
zwischen +10 Grad und +40 Grad. Dadurch kann der Reiseflugbereich
Flugzeug, trotz des durch den erhöhten Strömungswiderstand, der bei der
erfindungsgemäßen Konfiguration
der Propeller-Drehrichtungen entsteht, in einem höheren Fluggeschwindigkeitsbereich
liegen. Dieser Pfeilwinkelbereich ist erfindungsgemäß insbesondere
mit einem einzigen Propellerkreis oder Einfach- oder Mehrfach-Propeller auf
ein und derselben Propeller-Drehachse 11a, 12a, 13a, 14a vorgesehen.
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Bei
dem Begriff Pfeilwinkel wird in diesem Zusammenhang von üblichen
Definitionen ausgegangen und kann insbesondere der in der Draufsicht gesehene
Winkel zwischen der Vorderkante der Flügel 5a, 5b relativ
zur bestimmungsgemäß entstehenden
Strömung
oder zur Querachse des Flugzeugs 1 sein.
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Alternativ
oder zusätzlich
zu den genannten Ausführungsformen
tritt der erfindungsgemäße Effekt
bereits auf, wenn in der Frontansicht mindestens 30% der Flügelspannweite
von den Propellerstrahlen überstrichen
oder wenn mindestens 30% der Flügelspannweite
von den Propellerkreisen überdeckt
werden. Jedoch kann in dem Fall, dass der Flügel mit mindestens 50% der
Flügelspannweite
von den Propellerstrahlen überstrichen
oder mindestens 50% der Flügelspannweite
von den Propellerkreisen überdeckt
wird, die erfindungsgemäße Konfiguration
besonders günstig
ausgeführt
werden. Diese Überdeckung
des Flügels
kann vorteilhafterweise bis 70% der Spannweite und in besonderen
Einzelfällen
auch darüber
hinaus vorgesehen sein.
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Die
Propellerkreise sind erfindungsgemäß vor dem Tragflügel 5a, 5b angeordnet.
Dabei sind die Propeller-Antriebe 11, 12, 13, 14 bei
einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel
derart gestaltet, dass die Propellerkreise an derjenigen Stelle,
an der diese der Flügelvorderkante
am nächsten
kommen, einen lokalen Abstand von mindestens 5% der an dieser Stelle
auftretenden Flügeltiefe
zur Flügelvorderkante
haben. Dieser lokale Abstand kann maximal 70% der lokalen, an dieser
Stelle auftretenden Flügeltiefe
zur Flügelvorderkante
betragen.
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Die
Propeller-Drehachsen 11a, 12a, 13a, 14a können oberhalb
oder unterhalb des Flügels
liegen. Bei einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel
beträgt
der Abstand oder Versatz der Propellerdrehachse an der Propeller-Nabe
oder der Versatz der Propellerdrehachse an der Stelle, an der diese die
von den Propellerkreisen definierte Ebene schneiden zur Tragflügel-Vorderkante
in der Vertikalebene des Flugzeugs gesehen nach oben bzw. unten maximal
30% des Propellerdurchmessers.
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In
einem weiteren Ausführungsbeispiel
beträgt
der Abstand der Propellerspitzen der Propellerkreise der Triebwerke
zueinander mindestens 5% der Flügelspannweite.
Dadurch wird verhindert, dass die Randwirbel, die von Propellern
abgehen, keine störenden
Interferenzen erzeugen.
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In
einem weiteren Ausführungsbeispiel
beträgt
der Abstand der Propellerspitzen des inneren Triebwerks zur Rumpf-Außenseite
mindestens 10% und maximal 80% des Propellerdurchmessers.
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Das
erfindungsgemäße Flugzeug
in den genannten Ausführungsformen
operiert vorzugsweise mit Reiseflug-Geschwindigkeiten im Unterschallbereich
oberhalb 0,6 Mach und bis maximal 0.85 Mach.